Высота полета самолета оптимальная

Выбор профиля полета. Существенное изменение километрового расхода топлива в зависимости от высоты требует выбора оптимального профиля полета н его выдерживания. Набор высоты после взлета выполняют на режиме максимальной скороподъемности, так как в этом случае самолет быстрее проходит невыгодные по расходам топлива малые высоты. По этой же причине на подходе к аэродрому посадки следует избегать преждевременного снижения, из-за чего может появиться горизонтальный участок на малой высоте, где километровый расход в 2—3 раза превышает расход на оптимальной высоте. [c.52]

Высотомер — стрелочный прибор, применяемый на самолетах для определения высоты полета. При заходе на посадку пилот должен постоянно следить за показаниями высотомера. На фиг. 5.11 показана эволюция этого прибора, приведшая к оптимальному варианту. Шкала высотомера первого выпуска (фиг. 5.11, а) — суммирующего типа, она [c.132]

Полет на оптимальном режиме выполняется с постепенным набором высоты по мере облегчения самолета. Его принято называть полетом по потолкам , хотя, как мы видели выше, наивыгоднейшая (оптимальная) высота может существенно отлича.ться от потолка. Мы установили, что в полете по потолкам сохраняются пог [c.236]

Возможно, что на самолетах ближайшего будущего потребуется иметь регулируемые в полете системы поперечного управления как для создания оптимальных характеристик поперечной управляемости на всех эксплуатационных скоростях и высотах полета, так и для предотвращения в случае необходимости возможного выхода самолета на критические угловые скорости крена, обусловленные инерционным взаимодействием продольного и бокового движений самолета. Такая регулировка системы поперечного управления должна будет действовать автоматически, например, в зависимости От высоты и числа М полета. [c.103]

Задание летных испытаний и анализ характеристик. Характеристики самолетов и вертолетов определяются при анализе их конструкции во время летных испытаний. Профиль испытаний задается соединением конкретных фаз полета. Эти фазы включают прогрев двигателей и взлет, оптимальный набор высоты, полет на максимальной крейсерской скорости, полет максимальной продолжительности на заданной высоте, оптимальное снижение, торможение с максимальной скоростью, зависание, вертикальный взлет и посадку и, наконец, приземление. Можно считать, что практически все условия полета можно выполнить, составляя испытания из перечисленных фаз. [c.222]

Основное внимание было уделено поиску оптимальной аэродинамической компоновки машины, удовлетворяющей основной задаче самолета -способности выполнять длительный полет на высоте со скоростью, равной 3-м скоростям звука. [c.12]

В реальном полете изменение угла тангажа при постоянной тяге двигателей приведет, конечно, к плавному изменению скорости и высоты полета. Это не нарушит нашей схемы действия привода , но скажется на величинах его передаточных чисел (рис. 3). Для передаточных чисел первой ступени а см1град) и сг кг/град) существуют оптимальные значения, при которых управление самолетом удобнее всего, а точность управления— максимальная (на рис. 3 она принята за 100%). При отклонении i и сг в ту или иную сторону удобство и точность управления снижаются. В одном случае это происходит из-за слишком резкой реакции самолета на небольшие движения ручкой, а в другом случае, наоборот, из-за слишком размашистых движений ручкой и больших усилий на нее. В первом случае возможно непроизвольное разбалтывание самолета по тангажу, а во втором — управление оказывается утомительным. Поэтому конструкторы всегда принимают меры к тому, чтобы величины d и сг по возможности были близки к оптимальным. [c.46]

Пассажир, пользующийся услугами Аэрофлота, может заметить отсутствие винтов на воздушных лайнерах, используемых на дальних трассах. Соответственно нетрудно заметить, что и их скорость выше, чем у самолетов, снабженных винтами они и рассчитаны на разные скорости. Рейсы на этих самолетах проходят также и на разных высотах. Для каждого двигателя и, конечно, самолета существует своя оптимальная высота полета, на которой уже заметно снижается сопротивление воздуха, но еще не слишком потеряна мощность двигателя из-за недостатка кислорода. И еще одно пассажирское наблюдение. На местных линиях малой протяженности — до 100—150 км, где нет острой необходимости в высоких скоростях, используются в настоящее время исключительно винтовые самолеты. Это показательно. В области малых скоростей отказ от движителя не оправдан. Здесь все движители рациональной конструкции достаточно эффективны. Поэтому вряд ли можно ожидать, что реактивный принцип найдет применение, например, в автомобильном и вообще наземном транспорте. Его место именно в высокоскоросг ных транспортных средствах. [c.13]

При увеличении подъемной силы (нормальной перегрузки Лу) увеличивается угло-вая скорость и уменьшается радиус разворота. Однако выполнение предельного неустановившегося ( форсированного ) разворота приводит к уменьшению уровня энергии самолета, т. е. к уменьшению скорости или высоты полета. Поэтому логика управления подъемной силой, основанная на принципе сохранения энергии, предписывает использование максимальных значений подъемной силы (аюрмальной перегрузки Пу) только в тех случаях, когда потеря энергии при интеноив1Йых разворотах оправдана (нанример, при большой начальной скорости). При этом не следует, кроме случаев крайней необходимости, допускать уменьшения скорости менее величин, обеспечивающих оптимальное маневрирование (обычно 700—800 км/ч). [c.398]

Пользуясь световыми кнопками, можно за пультом дисплея выбирать те или иные аналитические подпрограммы. Этот выбор определяет режим аэродинамического анализа, выполняемого во время общего анализа характеристик самолета. Например, коэффициенты трения можно определять на основе среднего числа Рейнольдса или на основе конкретных чисел, непрерывно корректируемых с учетом изменений высоты и ск зости. Индуктивное сопротивление, вычисляемое на итерации каждого щага данной фазы полета, зависит от общего веса, скорости и высоты. А эти параметры могли быть скорректированы лищь в соответствии с условиями протекания предыдущего шага. Поскольку величину шага, с которым выполняется анализ, можно регулировать по каждой фазе полета, можно добиться оптимального соотношения точности и времени выполнения анализа. Аэродинамические процедуры, включенные в САП, используют методы, применяемые в настоящее время в аэродинамических лабораториях фирмы Lo kheed-Georgia [c.222]

Двухцветный индикатор горизонтального захода на глиссаду (НАР1) показывает летчику местонахождение самолета относительно оптимальной глиссады планирования. Он состоит из двух огней большой интенсивности, расположенных по левому борту корабля на расстоянии 91,5 м друг от друга, каждый из которых стабилизирован по качке и разделен по высоте линзами Френеля на две равные части (красный — внизу и белый — наверху). Если летчик будет входить в зону действия огней ниже заданной глиссады, то он увидит, красный огонь над красным, если же поднимется выше глиссады, то белый над белым. При полете точно по глиссаде, угол которой составляет 2,1°, летчик будет видеть красный огонь над белым (рис. 4.4). В ясную погоду огни НАР1 заметны на расстоянии до 15 км и служат дополнительным ориентиром для захода по курсу посадки. [c.274]

Улучшению характеристик боевых самолетов способствовал комплекс работ ЦИАМ, ЛИИ и ЦАГИ по исследованию такого способа увеличения пропульсивной мощности мотора, как использование реакции выхлопа. На основе этих исследований на многих скоростных самолетах были применены реактивные патрубки, обеспечившие ощутимое увеличение скорости. Так, для мотора с расчетной высотой около 5 км и давлением наддува 10СЮ — 1300 мм рт. ст. при скорости полета 550 — 600 км/ч применение оптимально подобранных реактивных патрубков эквивалентно приросту мощности мотора на 8 — 12% на уровне моря и на 15 — 20% на высоте, равной или большей расчетной. [c.188]

На самолетах с изменяемой стреловидностью крыла для достижения максимальной дальности снижения с уменьшением скорости следует постепенно уменьшать стреловидность крыла в соответствии с ее оптимальными значениями, показанными в качестве примера на рис. 19.5. Время набора высоты и разгона составляет малую долю всего времени полета на ма сиз1альную дальность. [c.410]

Чем больше Су и меньше число М, тем меньше должен быть угол стреловидности крыла. С увеличением высоты горизонтального полета коэффициент Су, при котором достигается максимальная дальность полета, несколько увеличивается, приближаясь к Сукрс а число М незначительно увеличивается, оставаясь меньше 0,9. В целом оптимальная стреловидность крыла, при которой достигается максимальная дальность полета, лежит в пределах 15—30° и для каждого конкретного типа самолета указывается в [c.416]

Основное внимание на этом этапе было уделено поиску оптимальной аэродинамической компоновки машины, удо-влетворяюш ей основной задаче самолета — способности выполнять длительный полет на большой высоте со скоростью в 3 Маха. В конце первого квартала 1962 года начались продувки моделей и элементов конструкции в ЦАГИ. Если выбор аэродинамической компоновки ( утка с передним горизонтальным оперением) был сделан сразу, то с расположением мотогондол двигателей и поиском отвечаюш его требованиям воздухозаборника, дела обстояли куда сложнее. [c.141]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...